علوم و فناوری فضایی

علوم و فناوری فضایی

توسعة یک روش هدایتی صریح در مأموریت‌های اصلاح مسیرحرکتی ماژول‌های زیرمداری

نویسندگان
علیرضا عالمی‌نائینی
جعفر روشنی‌یان
چکیده
هدف از مقالة حاضر، تدوین یک قانون هدایتی صریح برای مسائلی با ماهیت تغییر یا اصلاح مسیر حرکت ماژول‌های زیرمداری است. روش مورد استفاده، مبتنی بر حل مسئلة لامبرت بوده و از این رو، دو روش کارآمد در این حوزه معرفی شده و مورد ارزیابی و مقایسه قرار خواهد گرفت. بر این اساس یک سناریوی هدایت معرفی شده و در مسئله تحت بررسی به‌کار گرفته می‌شود. متأسفانه تمامی روش‌های حل مسئله لامبرت از فرض میدان گرانش نقطه‌ای تبعیت می‌کند. با توجه به اهمیت نیروهای آیرودینامیک و اثرات نیروهای اغتشاشی حاصله از میدان گرانش و از جمله بیضی گون بودن میدان گرانش زمین، در ادامه این مقاله، روشی برای لحاظ کردن اثرات عوامل یاد شده به منظور اصلاح بلوک هدایت معرفی خواهد شد. عملیاتی بودن و قابلیت استفاده در کلیه مأموریت‌های هدایت از نوع ذکر شده، از اهداف موجود در توسعه سناریوی هدایت است. در پایان، دو مسئلة نمونه با استفاده از الگوریتم معرفی شده مورد بررسی قرار گرفته و روش اتخاذ شده ارزیابی خواهد شد.
کلیدواژه‌ها
لامبرت
مکانیک مدارهای فضایی
هدایت
عوامل اغتشاشی
جابجایی مجازی
  1. [1] Wu,, Huang, Y. and Zhang, J., “The Design of Guidance on Suborbital Reentry,” 2009 International Asia Conference on Informatics in Control, Automation and Robotics, Bangkok, Thailand, 1-2 February 2009.
  2. [2] Shen, , Lu, P., “On-board Entry Trajectory Planning for Sub-Orbital Flight”, ActaAstronautica, Vol. 56, Issue 6, March 2005, pp. 573–591.
  3. [3] Chawla, , Sarmah, P. and Padhi, R., “Suboptimal Reentry Guidance of a Reusable Launch Vehicle Using Pitch Plane Maneuver,” Aerospace Science and Technology, Vol. 14, Issue 6, September 2010, pp. 377–386.
  4. [4] Song, J. and JeaTahk, M., “Real-time Mmidcourse Missile Guidance Robust Against Launch Conditions,” Control Engineering Practice, Vol. 7, Issue 4, April 1999, pp. 507–515.
  5. [5] Song, J. and JeaTahk, M., “Real-Time Midcourse Guidance with Intercept Point Prediction,” Control Engineering Practice, Vol. 6, Issue 8, August 1998, pp. 957–967.
  6. [6] Lin, L., Lin, Y. P. and Chen, K. M., “On the Design of Fuzzified Trajectory Shaping Guidance Law,” ISA Transactions, Vol. 48, Issue 2, April 2009, pp. 148–155.
  7. [7] Bhat, M. S. and Shrivastava, S. K., “An Optimal Q-Guidance Scheme for Satellite Launch Vehicles,” Journal of Guidance, Control and Navigation, Vol. 10, No. 1, 1987, pp. 53-60.
  8. [8] Circi, C. and Teofilatto, P., “On Optimality of Q-Guidance,” 55th International Astronautical Congress, Vancouver, Canada, 2004.
  9. [9] Circi, C., “Hybrid Methods and Q-Guidance for Rocket Performance Optimization”, Journal of Aerospace Engineering, G., Vol. 218, No. 5, 2004, pp. 353-359.
  10. Steven, L. N. and Zarchant, P., “Alternative Approach to the Solution of Lambert's Problem,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 15, No. 4, July-August 1992, pp. 1003-1009.
  11. Battin, R. H. and Vaughan, R. M., “An Elegant Lambert Algorithm,” Journal of Guidance. Control, and Dynamics, Vol. 7, No. 6, 1984, pp. 662-670.
  12. Curtis, H. D., Orbital Mechanics for Engineering Students, Elsevier, 2005.
  13. Zarchan, P., “Tactical and Strategic Missile Guidance,” AIAA, 1997.
  14. Battin, R. H., “An Introduction to the Mathematics and Methods of Astrodynamics,” AIAA Education Series, 1999.
  15. Battin, R. H., Astronautical Guidance, McGraw-Hill, Inc., New York, 1964.

  • تاریخ دریافت 04 اسفند 1392
  • تاریخ بازنگری 16 بهمن 1402
  • تاریخ پذیرش 31 فروردین 1395
  • تاریخ اولین انتشار 31 فروردین 1395